RU2442904C2

RU2442904C2 - Rocket propellant for liquid propellant engines

Info

Publication number: RU2442904C2
Application number: RU2010120201/06A
Authority: RU
Inventors: Владимир Константинович Чванов (RU); Владимир Константинович Чванов; Владимир Николаевич Хазов (RU); Владимир Николаевич Хазов; Леонид Евгеньевич Стернин (RU); Леонид Евгеньевич Стернин; Арнольд Михайлович Губертов (RU); Арнольд Михайлович Губертов; Сергей Владимирович Мосолов (RU); Сергей Владимирович Мосолов; Игорь Юрьевич Фатуев (RU); Игорь Юрьевич Фатуев; Сергей Александрович Скибин (RU); Сергей Александрович Скибин; Сергей Георгиевич Коновалов (RU); Сергей Георгиевич Коновалов
Original assignee: Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение Энергомаш имени академика В.П. Глушко"
Priority date: 2010-05-21
Filing date: 2010-05-21
Publication date: 2012-02-20
Also published as: RU2010120201A

Abstract

FIELD: rocket building.

SUBSTANCE: invention refers to rocket propellant for liquid propellant engines. Rocket propellant for liquid propellant engines consists of liquid oxidant, preferably liquid oxygen, and fuel as a solvent of fuel component in the liquid ammonia. According to invention the fuel component is acetylene. At this the concentration of acetylene to liquid ammonia is from 40% to 90% of mass.

EFFECT: invention ensures increase of density impulse of engine thrust by 15-25 kgs-s/kg.

1 dwg, 1 dwg

Description

Область примененияApplication area

Предлагаемое техническое решение относится к области ракетной техники, а именно - к ракетному топливу для жидкостных ракетных двигателей.The proposed technical solution relates to the field of rocket technology, namely, to rocket fuel for liquid rocket engines.

Предшествующий уровень техникиState of the art

Широко известно, что в настоящее время наилучшим топливом для двигательных установок первых ступеней ракетоносителей является топливо, состоящее из жидкого кислорода и углеводородного горючего - керосина. Это топливо является эффективным топливом с достаточно высокой плотностью порядка 1 г/см³ и достаточно высоким удельным импульсом тяги, что позволяет достаточно эффективно решать существующие задачи, стоящие перед современными средствами выведения.It is widely known that at present the best fuel for propulsion systems of the first stages of launch vehicles is the fuel consisting of liquid oxygen and hydrocarbon fuel - kerosene. This fuel is an effective fuel with a sufficiently high density of the order of 1 g / cm ³ and a sufficiently high specific impulse of thrust, which makes it possible to efficiently solve the existing problems facing modern means of elimination.

Однако в случае двигателей многоразового включения или многоразового использования проблемой является очистка топливных магистралей от остатков керосина. Для двигателей космических аппаратов проблемой является также возрастание вязкости при захолаживании керосина.However, in the case of reusable or reusable engines, the problem is cleaning the fuel lines of kerosene residues. For spacecraft engines, an increase in viscosity during kerosene cooling is also a problem.

Известно также топливо для жидкостного ракетного двигателя, состоящее из углеводородного горючего, в качестве которого используется дициклобутил (C₈H₁₀) в паре с окислителем - жидким кислородом, которое позволило обеспечить увеличение удельного импульса тяги двигателей от 2 до 4,8 кгс·с/кг (см. патент RU №2146334 МКИ F02K 9/42).It is also known fuel for a liquid propellant rocket engine, consisting of hydrocarbon fuel, which is used dicyclobutyl (C ₈ H ₁₀ ) paired with an oxidizing agent - liquid oxygen, which allowed to increase the specific impulse of engine thrust from 2 to 4.8 kgf · s / kg (see patent RU No. 2146334 MKI F02K 9/42).

Недостатком этого топлива, токсичного и весьма дорогого, является относительно невысокий выигрыш в удельном импульсе тяги двигателя.The disadvantage of this fuel, toxic and very expensive, is the relatively low gain in the specific impulse of engine thrust.

Известно также топливо для жидкостных ракетных двигателей с использованием в качестве углеводородного горючего 1-метил-1,2-дициклопропилциклопропана (C₁₀H₁₆) в паре с жидким окислителем - кислородом.It is also known fuel for liquid rocket engines using 1-methyl-1,2-dicyclopropylcyclopropane (C ₁₀ H ₁₆ ) as a hydrocarbon fuel paired with a liquid oxidizing agent - oxygen.

Использование этого топлива дает возможность получить большую плотность ракетного топлива по сравнению с топливами на основе керосина и дициклобутила, а также получить более высокий прирост удельного импульса. Однако его использование также ограничивается чрезмерно высокой стоимостью.The use of this fuel makes it possible to obtain a higher density of rocket fuel compared to fuels based on kerosene and dicyclobutyl, as well as to obtain a higher increase in specific impulse. However, its use is also limited by its excessively high cost.

Известно применение в жидкостных ракетных двигателях топливной пары, включающей жидкий кислород и жидкий аммиак - см., например, стр.217 в книге «Теория ракетных двигателей» - авторы В.А.Алемасов, А.Ф.Дрегалин, А.П.Тишин, М.: Машиностроение, 1980. Недостатком этого топлива является невысокий удельный импульс тяги, получаемый при его использовании даже с высокоэффективным криогенным окислителем. Так, например, при использовании в жидкостном ракетном двигателе в качестве топлива жидкого аммиака и жидкого кислорода получают удельный импульс тяги в пустоте (I_п), равный 354,3 кгс·с/кг (при давлении в камере сгорания (p_к), равном 100 МПа, степени расширения продуктов сгорания (J), равной 1000, и при коэффициенте избытка окислителя (L_ок), равном 1,0).It is known to use a fuel pair in liquid rocket engines, including liquid oxygen and liquid ammonia - see, for example, p. 217 in the book "Theory of rocket engines" - the authors V. A. Alemasov, A. F. Dregalin, A. P. Tishin , Moscow: Mashinostroenie, 1980. The disadvantage of this fuel is the low specific thrust impulse obtained when using it even with a highly efficient cryogenic oxidizer. So, for example, when liquid ammonia and liquid oxygen are used as a fuel in a liquid rocket engine, a specific thrust impulse in a vacuum is obtained (I _p ) equal to 354.3 kgf · s / kg (at a pressure in the combustion chamber (p _k ) equal to 100 MPa, the degree of expansion of the products of combustion (J), equal to 1000, and with a coefficient of excess oxidizing agent (L _ok ) equal to 1.0).

Применение указанной топливной пары приводит к снижению удельного импульса тяги двигателя по сравнению с импульсом тяги, достигаемой в кислородно-керосиновом двигателе ~ до 10 кгс·с/кг. Однако из-за хороших теплосъемных свойств аммиака позволяет существенно повысить надежность работы двигателя. Кроме того, он дешев и широко освоен в химической промышленности,The use of this fuel pair leads to a decrease in the specific impulse of the engine thrust as compared with the thrust impulse achieved in an oxygen-kerosene engine to ~ 10 kgf · s / kg. However, due to the good heat-removing properties of ammonia, it can significantly increase the reliability of the engine. In addition, it is cheap and widely developed in the chemical industry,

Наиболее близким к заявляемому объекту является топливная пара, представляющая собой окислитель - жидкий кислород с горючим, представляющим раствор лития в жидком аммиаке (см. патент RU №2133367 МПК F02K 9/00, 1999). Указанное горючее обладает высокой энергоэффективностью и надежностью подачи в камеру сгорания жидкостных ракетных двигателей, имеет низкую вязкость и высокую стабильность состава. Концентрация лития в аммиаке, как отмечено в описании к указанному патенту, может задаваться в широких пределах от долей процента (по массе) и выше, однако наиболее целесообразно применение в качестве горючего концентрированных растворов. Оценка величины удельного импульса тяги, который может быть получен при использовании этого горючего, показывает, как отмечается в описании указанного изобретения, что применение раствора лития в аммиаке в качестве горючего для ЖРД позволяет существенно - до 10-15% увеличить удельный импульс тяги по сравнению с удельным импульсом тяги, получаемой в качестве горючего аммиака (окислитель при этом используется один и тот же).Closest to the claimed object is a fuel vapor, which is an oxidizing agent - liquid oxygen with fuel, representing a solution of lithium in liquid ammonia (see patent RU No. 2133367 IPC F02K 9/00, 1999). The specified fuel has high energy efficiency and reliability of supplying liquid rocket engines to the combustion chamber, has a low viscosity and high composition stability. The concentration of lithium in ammonia, as noted in the description of the aforementioned patent, can be set over a wide range from fractions of a percent (by weight) and higher, however, the use of concentrated solutions as fuel is most appropriate. An estimate of the specific thrust impulse that can be obtained using this fuel shows, as noted in the description of the indicated invention, that the use of a lithium solution in ammonia as a fuel for LRE allows significantly increasing the specific thrust impulse up to 10-15% compared with specific impulse of thrust obtained as combustible ammonia (the same oxidizer is used in this case).

Недостатком такой топливной пары является опасность засорения магистралей и форсунок смесительных головок газогенератора и камеры сгорания двигателя, а также внутренней поверхности сопла камеры двигателя твердыми фрагментами окиси лития.The disadvantage of such a fuel pair is the risk of clogging of the lines and nozzles of the mixing heads of the gas generator and the combustion chamber of the engine, as well as the inner surface of the nozzle of the engine chamber by solid lithium oxide fragments.

Раскрытие изобретенияDisclosure of invention

Задачей предлагаемого технического решения является создание ракетного топлива, состоящего из жидкого окислителя - предпочтительно жидкого кислорода, и углеводородного горючего, позволяющего существенно повысить удельный импульс тяги кислородных двигателей.The objective of the proposed technical solution is the creation of rocket fuel, consisting of a liquid oxidizer - preferably liquid oxygen, and hydrocarbon fuel, which can significantly increase the specific thrust of oxygen engines.

Указанная задача решена за счет того, что в ракетном топливе для жидкостных ракетных двигателей, состоящем из жидкого окислителя, предпочтительнее из жидкого кислорода, и горючего - раствора горючего компонента в жидком аммиаке, в качестве горючего компонента применен ацетилен.This problem is solved due to the fact that acetylene is used as a combustible component in rocket fuel for liquid rocket engines consisting of a liquid oxidizer, preferably liquid oxygen, and a fuel — a solution of a combustible component in liquid ammonia.

Другим отличием является то, что концентрация раствора ацетилена в жидком аммиаке составляет от 40% до 90% по массе, остальное - аммиак.Another difference is that the concentration of acetylene solution in liquid ammonia is from 40% to 90% by weight, the rest is ammonia.

Технический результат состоит в том, что продукты сгорания предлагаемого горючего образуют летучие окислы (не имеющие твердых фрагментов) с высоким аэродинамическим качеством. При этом получаемый выигрыш в удельном импульсе тяги (от 15 до 25 кгс·с/кг) столь значителен, что соответствующие ракетные системы по массе выводимого полезного груза приближаются к кислородно-водородным двигателям. Это определяется существенно большей - 0,7 против 0,07 г/см³ - плотностью предлагаемого горючего, по сравнению с жидким водородом, что радикально снижает объем и массу ракетного бака.The technical result consists in the fact that the combustion products of the proposed fuel form volatile oxides (not having solid fragments) with high aerodynamic quality. Moreover, the gain in specific thrust impulse (from 15 to 25 kgf · s / kg) is so significant that the corresponding rocket systems in terms of the mass of the payload are approaching the oxygen-hydrogen engines. This is determined by a significantly higher - 0.7 versus 0.07 g / cm ³ - density of the proposed fuel, compared with liquid hydrogen, which radically reduces the volume and mass of the rocket tank.

Краткое описание графикаShort description of the chart

На чертеже представлен график зависимости расчетных значений удельного импульса тяги и массовых соотношений компонентов для кислородно-ацетилено-аммиачного топлива при различной относительной доле ацетилена и аммиака в топливе сравнительно с кислородно-керосиновым топливом.The drawing shows a graph of the calculated values of the specific impulse of thrust and mass ratios of components for oxygen-acetylene-ammonia fuel at different relative proportions of acetylene and ammonia in the fuel compared to oxygen-kerosene fuel.

Из графика видно, что сравнительно с кислородно-керосиновым топливом (кривая А) использование кислородно-ацетилено-аммиачной пары при различном содержании ацетилена относительно аммиака (кривая В) - 50 вес.%, 60 и 70 - дает значительный прирост удельного импульса тяги (~ на 20 кгс·с/кг) - от ~376 кгс·с/кг до ~397 кгс·с/кг.It can be seen from the graph that, compared with oxygen-kerosene fuel (curve A), the use of oxygen-acetylene-ammonia pair with different acetylene contents relative to ammonia (curve B) - 50 wt.%, 60 and 70 - gives a significant increase in specific thrust impulse (~ 20 kgf · s / kg) - from ~ 376 kgf · s / kg to ~ 397 kgf · s / kg.

В табл.1 для тех же значений проведено сравнение ряда важных для оценки ракетных ступеней характеристик современных топлив на основе кислорода и различных горючих - керосина (РГ-1), водорода и предлагаемого горючего 50/50, 60/40, 70/30.In Table 1, for the same values, a comparison is made of a number of characteristics important for evaluating missile stages of modern fuels based on oxygen and various fuels - kerosene (RG-1), hydrogen and the proposed fuel 50/50, 60/40, 70/30.

При этом для полноты охвата возможных ситуаций соответствующие данные приведены для крайних значений геометрической степени расширения сопла r=6 и r=25, т.е. для двигателей бустерных и высотных ступеней ракет.Moreover, for completeness of coverage of possible situations, the corresponding data are given for extreme values of the geometric degree of expansion of the nozzle r = 6 and r = 25, i.e. for booster and high-altitude rocket engines.

Таблица 1Table 1 Керосин РГ-1Kerosene RG-1 Водород H₂ Hydrogen H ₂ Ац.-амм. 50/50Ac.-Amm. 50/50 Ац.-амм. 60/40AC-Amm 60/40 Ац.-амм. 70/30Ac.-Amm. 70/30 K_{м гор} K _{m mountains} K_{м гор} K _{m mountains} K_{м гор} K _{m mountains} 1,01,0 1,51,5 2,52.5 K_м ^опт K _m ^wholesale r=25r = 25 3,143.14 6,166.16 2,0872,087 2,12902.1290 2,15852.1585 γ_у.п ^опт γ _standard ^opt 1042,971042.97 365,97365.97 876,38876.38 868,97868.97 859,69859.69 J_у.п ^опт J _US ^Wholesale 399,59399.59 489,52489.52 414,63414.63 418,15418.15 421,81421.81 ΔJ_у.п ^опт ΔJ _US ^wholesale 0,00,0 89,9389.93 15,0415.04 18,5618.56 22,2222.22 K_м ^опт K _m ^wholesale r=6,0r = 6.0 2,762.76 4,724.72 1,7851,785 1,79301.7930 1,79641.7964 γ_у.п ^опт γ _standard ^opt 1034,571034.57 312,66312.66 855,30855.30 845,21845.21 833,58833.58 J_у.п ^опт J _US ^Wholesale 356,83356.83 453,52453.52 372,85372.85 376,26376.26 380,07380.07 ΔJ_у.п ^опт ΔJ _US ^wholesale 0,000.00 96,6996.69 16,0216.02 19,4319.43 23,3423.34

В целом видно, что предлагаемое горючее позволяет поднять импульс тяги на 15-25 кгс·с/кг, уступая лишь водороду. По результатам табл.1 более представительный интегральный расчет по массе выводимого полезного груза показывает, что предлагаемое горючее практически водороду не уступает.In general, it is seen that the proposed fuel allows you to increase the thrust momentum by 15-25 kgf · s / kg, second only to hydrogen. According to the results of Table 1, a more representative integrated calculation by the mass of the payload displayed shows that the proposed fuel is practically not inferior to hydrogen.

Таким образом, использование предлагаемого горючего позволяет сохранить простоту и освоенность кислородно-керосиновых двигателей и в то же время приблизиться по эффективности к кислородно-водородным.Thus, the use of the proposed fuel allows you to maintain the simplicity and sophistication of oxygen-kerosene engines and at the same time closer in efficiency to oxygen-hydrogen.

Промышленная применимостьIndustrial applicability

Использование раствора ацетилена в аммиаке в качестве ракетного горючего для жидкостных ракетных двигателей не требует существенных конструктивных переделок существующих жидкостных ракетных двигательных установок, работающих на топливах на основе керосина и окислителя - жидкого кислорода.The use of a solution of acetylene in ammonia as a rocket fuel for liquid rocket engines does not require significant structural alterations of existing liquid rocket propulsion systems operating on fuels based on kerosene and an oxidizing agent - liquid oxygen.

Claims

Rocket fuel for liquid rocket engines, consisting of a liquid oxidizing agent, preferably liquid oxygen, and fuel in the form of a solution of a fuel component in liquid ammonia, characterized in that acetylene with an ammonia content of 40 to 90 wt.% Is used as a combustible component.